飞机外形和结构件反求建模技术研究

 探讨了基于特征的飞机外形和结构件反求建模策略,并给出曲面特征和实体特征的定义,该方法支持具有完整特征表达的模型快速重建。提出了大规模散乱数据k近邻的空间球搜索算法,其逐步增大搜索范围的策略可有效提高搜索效率。研究了结构件与外形相关曲面特征的重建方法,当贴合面较窄、外形线接近于直线时,采用直纹面逼近,否则由蒙皮曲面等距间接求取。研究了基于工程约束的曲面形状修改算法,以B样条曲面需满足的点、线、面几何约束为目标约束,通过最小化形状修改前后差曲面的弯曲能得到精确满足目标约束的光滑曲面,推导了曲面弯曲能和曲线约束的表达式。最后,以飞机翼肋模型反求为例验证了所提方法的可行性。     

应用非均匀B样条拟合涡轮发动机部件特性

为了使气动热力模型更好的逼近涡轮发动机,应用成熟的非均匀B样条来拟合部件特性.这种方法既可以保证发动机计算的整体性能也大大提高了其局部特性的准确性.单轴涡喷发动机的算例证明了方法的有效性.      

基于模拟退火算法与响应面模型的三维气动优化设计方法

提出了一套适用于高耗时三维气动设计问题的优化设计体系.其主要思想是采用改进拉丁超立方体试验设计选取样本点,应用自行开发的三维粘性流场求解程序进行流场计算建立数据库,采用二次响应面方法建立近似模型,再应用高效模拟退火算法进行全局寻优.以NASA rotor57为对象,在详细进行流场计算基础上采用所提出的优化体系对其进行了三维积叠优化设计.在对流量、效率加以严格约束的条件下,总压比可提高1.8%,对流场结构进行了分析.优化结果表明本优化方法省时,适于三维气动设计的特点.     

光盘形结构风荷载的风洞实验研究

应用风洞模拟实验研究了光盘形状结构的风荷载特性.风洞实验结果表明,在没有周围建筑物影响时,由于光盘形结构的截面具有对称翼型,上、下表面受到风荷载基本上都是负压分布,叠加后作用在光盘结构上的总体风荷载很小.周围建筑的存在对光盘形的风荷载影响很大,有周围建筑时光盘形结构所受的升力要比没有周围建筑时的值大1～3倍以上.特别有趣的是单独光盘形结构的整体风荷载除了受到一个升力的作用外,还受到了一个迎风低头的翻转力矩,为类似结构的风荷载设计提供了有益的启示.     

塞式喷管设计和性能验证

提出了简化的塞式喷管型面设计和优化方法,并以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管一单元直排塞式喷管性能进行了热试实验验证.用圆弧和抛物线近似内喷管型面,用抛物线和三次曲线近似塞锥型面,以从海平面到设计高度的飞行总冲最大为目标函数,进行塞式喷管型面设计和优化.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在三个不同高度下,实验喷管效率在93%～98%之间,预计设计点效率不低于98%.实验结果表明,所提出的塞式喷管型面设计和优化方法是合理可行的.     

湍流燃烧模型对氢燃料超燃室流场模拟的影响

采用化学平衡的假定概率密度函数(PDF)模型和火焰面模型计算了德国宇航研究中心的超燃室反应流,计算结果与有限速率反应模型的和实验的结果进行了对比.使用有限体积法离散Favre平均的N-S方程,湍流模型采用k-ε模型.研究表明:(1)有限速率反应模型在喷氢孔近场,化学平衡的假定PDF模型在喷氢孔远场不能准确捕捉流场的细致结构,而火焰面模型对全流场预测较好,后两种模型的计算时间较有限速率反应模型节省约38%;(2)超燃室内湍流和燃烧相互作用不可忽略,从预测精度和计算效率来看,火焰面模型有较好的工程应用前景.      

多轴高周疲劳失效准则的对比分析

采用多种材料、多种加载方式的数据对多轴高周疲劳中比较常用的6个失效准则进行了对比分析.选取的准则涵盖目前研究的各个方面,包括等效应力准则、应力不变量准则和临界面应力准则;选用的数据包括合金钢、低碳钢、铝合金和铸铁等10种金属材料;加载方式包括比例加载和非比例加载;对比方式包括对同种材料不同准则之间的横向比较和同一准则对不同材料的纵向比较.对比分析的结果表明,6种准则对于低碳钢及合金钢材料的预测结果优于其它材料;比例加载的预测结果优于非比例加载;预测结果较满意的是Papadopoulos准则、Susmel准则和Liu准则.此外,6种准则对于铸铁的预测结果均不理想.      

随机响应面法在结构随机响应计算中的应用

传统的响应面方法以一般多项式逼近结构的随机响应,但这种方式并不能保证收敛性.以随机多项式为基础的随机响应面方法,可以弥补这一不足.两个数值例子和一个发动机轮盘实例来验证这一方法的有效性.结果表明:随着随机多项式次数的增加,随机响应面所得到的响应概率密度曲线愈加趋近于由蒙特卡罗方法所得到的概率密度曲线.      

航空发动机的智能神经网络自适应控制研究

针对结构复杂、模型不确定、强非线性的航空发动机对象,提出一种综合模糊推理、神经网络自适应和PID简单控制各自优点的控制方案.在改进模糊PID控制器的基础上,进行了新型智能型神经网络控制器的设计,并提出离线混沌蚁群优化与在线误差反传调整相结合的优化方法.应用具有良好泛化能力的最小二乘支持向量机进行系统辨识,对某型航空发动机进行了设计点处的线性和非线性模型控制仿真.结果表明:控制系统具有满意的动、静态性能和较好的鲁棒性,验证了该方案的可行性和有效性.      

腹下无隔道大偏距跨声速S弯进气道气动特性的实验研究(英文)

An investigation on the ventral diverterless high offset S-shaped inlet is carried out at Mach numbers from 0.600 to 1.534, angles of attack from -4° to 9.4°, and yaw angles from 0° to 8°. Results indicate： （1） a large region of low total pressure exists at the lower part of the inlet exit caused by the counter-rotating vortices in the S-shaped duct; （2） the performances of the inlet at Mach number 1.000 reach almost the highest, so the propulsion system could work efficiently in terms of aerodynamics; （3） the total pressure recovery increases slowly at first and then remains unvaried as the Mach number rises from 0.6 to 1.0, however, it does in an opposite manner in the conventional diverter-equipped S-shaped inlet; （4） the performances of the inlet are generally insensitive to angles of attack from -4° to 9.4° and yaw angles from 0° to 8° at Mach number 0.850, and angles of attack from -2° to 6° and yaw angles from 0° to 5° at Mach number 1.534.